大涵道比渦扇發(fā)動機過渡態(tài)控制優(yōu)化與飛-推綜合建模.pdf

1、大涵道比渦扇發(fā)動機的過渡態(tài)性能優(yōu)化對提升飛機安全性，減少事故發(fā)生率有著重要作用。優(yōu)化發(fā)動機過渡態(tài)性能的目的是減少其響應(yīng)時間，同時必須保證發(fā)動機不超溫、不超轉(zhuǎn)并且遠離喘振邊界。并保證發(fā)動機工作在安全的工況下使飛機在緊急情況下能迅速恢復(fù)推力。
　　為研究發(fā)動機加速過程的優(yōu)化對飛機性能的影響，本文根據(jù)民航機氣動特性數(shù)據(jù)建立了B747-100的地面滑跑/空中六自由度模型，并基于熱力學(xué)原理建立了大涵道比渦扇發(fā)動機部件級模型，在考慮兩者的耦合

2、關(guān)系之后建立了民航機飛/推綜合模型。
　　本文采用SQP法對渦扇發(fā)動機過渡態(tài)控制進行了優(yōu)化，減少了發(fā)動機加速的響應(yīng)時間，并在飛/推綜合模型上進行了測試，該測試模擬了民航機在單發(fā)失效時以及飛機在復(fù)飛過程中緊急提升發(fā)動機推力的過程。
　　最后，本文針對飛機在液壓系統(tǒng)失效而無法操縱傳統(tǒng)的氣動控制面的情況，設(shè)計了僅靠推力改變飛機姿態(tài)的控制方法，驗證了推力改變對飛機姿態(tài)的影響，以左右發(fā)推力差來控制飛機的偏航和滾轉(zhuǎn),以左右發(fā)動機推力的同